Suchoj Su-27. 1977r.

Historia

Suchoj Su-27 to ciężki samolot myśliwsko-przechwytujący. Żurawik, tak zwyczajowo rosjanie nazywają samolot Suchoj Su-27, który stał się jednym z najpopularniejszych samolotów myśliwskich XX wieku. Samolot stale modernizowany i rozwijany w wielu wariantach długo będzie gościł na niebie. Obok samolotu Mikojan i Guriewicz MiG-29 jest najlepiej znanym samolotem produkcji radzieckiej. Zawdzięcza to bardzo dobrym własnościom manewrowym, zupełnie nie pasującymi do jego dużych gabarytów.

Założenia konstrukcji.

W 1965 roku, w USA został ogłoszony konkurs na samolot myśliwski nowej generacji, którego efektem był F-15. Zgodnie z zasadą preferanowaną przez Leonida Breżniewa (taki radziecki car okresu komunizmu) „lustrzanego odbicia” do podobnego programu przystąpiono w CCCP. Program w 1969 roku, oznaczono PFI (perspektiwnyj frontowej istrebitiel – przyszłoś­ciowy myśliwiec frontowy).

Do pracy przystąpiły trzy biura projektowe: Jakowlew, Suchoj i Mikojan. Biuro OKB Jakowlewa przedstawiło projekt Jak-45, będący kontynuacja linii Jak-28 z silnikami izdielije 69, zabudowanymi w skrzydłach. Projekt ten niemal na początku odrzucono.

Jeszcze przed rozstrzygnięciem konkursu biuro konstruktorskie Artioma Mikojana przedstawiło inną ideę: propozycję powtórzenia rozwiązań amerykańskich, gdzie obok ciężkiego samolotu F-15 powstał też lekki samolot F-16. Na początku 1971 roku, odbyło się posiedzenie Rady Naukowo – Technicznej z udziałem przedstawicieli ministerstwa przemysłu lotniczego, przemysłu obronnego, przemysłu radiotechnicznego oraz sił powietrznych. Przyjęto na nim propozycję budowy dwóch samolotów. Tym samym konkurs się zakończył. Biuro OKB Mikojana przystąpiło do pracy nad mniejszym myśliwcem, LPFI (logkij – lekki), a w OKB Suchoj TPFI (tiażołyj – ciężki).

Podstawowym zadaniem nowego ciężkiego myśliwca stało się zwalczanie celów powietrznych na wysokościach od 30 m do 30 000 m, dysponując prędkością przy ziemi (200 m) 1 350 – 1 450 km/h i na dużym pułapie 2 300 – 2 500 km/h. Bardzo ważnym warunkiem było zwalczanie celu na tle ziemi. Dla samolotu ustalono promień działania w konfiguracji n-n-n (cały czas nisko) na 400 km, a w konfiguracji w-w-w (cały czas wysoko) na 1 600 km.

Stosunek ciągu silników do ciężaru startowego samolotu określono na 1,2:1. Zgodnie z wymaganiami sił powietrznych, samolot miał działać z lotnisk trzeciej klasy, czyli o długości RWY – 1 200 m.

W OKB Suchoj kierowanego przez Pawła Osipowicza Suchoja, a właściwie Suchowo, na czele zespołu konstruktorskiego stanął Jewgieni Iwanow i jego zastępca Oleg Samojłowicz. W 1975 roku, podczas prac nad samolotem zmarł Paweł Suchoj. Jego miejsce zajął Michaił Pietrowicz Simonow.

Co ciekawe, sam Paweł Suchoj nie chciał brać udziału początkowo w konkursie. Twierdził słusznie, że rosjanie nie dysponują wyposażeniem odpowiednio lekkim. Przy tych samych parametrach, masa radzieckich urządzeń jest 2 – 3 razy większa od odpowiedników na Zachodzie. Czyni to niemożliwym zbudowanie myśliwca lustrzanego do F-15. Do programu został przekonany w momencie zapewnienia o możliwości kradzieży technologii Zachodniej.

Koncepcja samolotu T-10.

Projekt otrzymał oznaczenie T-10, co sugeruje zastosowanie skrzydła trójkątnego. Tu należy się wyjaśnienie. Od 1953 roku, w OKB Suchoj projektowane samoloty ze skrzydłem trójkątnym otrzymywały oznaczenie T, a ze skrzydłem skośnym S. Nawet początkowo samolot Su-24 (T-6) był projektowany ze skrzydłem delta.

Samolot projektowano jako konkurent samolotu F-15, ale najwięcej materiałów wywiadowczych rosjanie uzyskali na temat myśliwca pokładowego (morskiego) F-14. Znaczną część z tych materiałów dostarczył As Polskiego wywiadu generał Marian Zacharskiego.

To wszystko mogłoby sugerować, że samolot otrzyma modne w tym czasie skrzydło o zmiennej geometrii. Jednak to rozwiązanie ma także istotne wady. Masa konstrukcji zwiększa się o 10 – 15 %, wymaga dodatkowej instalacji i większych usztywnień płatów.

Wyjściem z sytuacji okazała się koncepcja skrzydła pasmowego. Skrzydło takie składa się z dwóch zasadniczych elementów. Z tak zwanego napływu ( pasma ) i skrzydła podstawowego skośnego. Płat ten daje bardzo duży zakres prędkości użytkowych i kątów natarcia. Całościowo daje lepsze efekty niż zmienna geometria przy nieporównywalnie prostszej konstrukcji. Projekt zakładał skrzydło z ostrołukowym kształtem krawędzi natarcia i deformacją powierzchni wprowadzoną dla uzyskania maksymalnej wartości doskonałości aerodynamicznej. Na jego podstawie wykonano model do badania w tunelu aerodynamicznym. Próby wykazały jego bardzo wysoką doskonałość aerodynamiczną, wynoszącą 12,6 przy prędkości Ma=0,85.

Początkowy projekt przewidywał użycie podwozia jednotorowego z obciążeniem 15 % na przednią goleń oraz 85 % na podwozie główne będące czterokołowym wózkiem. Taki układ podwozia konstruktorzy wybrali z jednego powodu: chcieli zrobić aerodynamicznie czysty samolot, perfekcyjny do końca, w którym wszystko podporządkowane byłoby wymaganiom aerodynamiki. Jednak szybko powrócono do układu klasycznego.

Istotną decyzją było zastosowanie, po raz pierwszy w CCCP, instalacji hydraulicznej, o znacznie większym ciśnieniu roboczym niż stosowane dotychczas, czyli 280 kG/cm2, zamiast 210 kG/cm2. Chodziło o zmniejszenie masy instalacji (o 7%) i zmniejszenie rozmiarów mechanizmów wykonawczych, a tym samym możliwość umieszczenia ich w cienkich skrzydłach. Było to trudne, bowiem trzeba było zastosować nowe materiały (wysoko wytrzymała stal WNS-2) oraz specjalne chłodzenie instalacji.

Dla samolotu przewidziano elektro-impulsowy system sterowania, który eliminuje praktycznie mechaniczne sterowanie. System pierwotnie zaprojektowano dla bombowca eksperymentalnego T-4 (izdielije 100). Dla nowego myśliwca uczyniono kolejny krok na przód wprowadzając układ sztucznej stateczności. Nad całością czuwa komputer. Dzięki temu wszystkie powierzchnie sterowe zostały włączone w układ sterowania ruchem maszyny, co jest nie do osiągnięcia przez konwencjonalny układ sterowania. Był to stosunkowo prosty układ fly-by-wire, gdzie pilot o wszystkim decydował.

System sterowania zmniejszył masę konstrukcji poprzez wyeliminowanie cięgien, popychaczy, dźwigni. Zwiększył odporność samolotu na uszkodzenia spowodowane trafieniem pociskiem. Przewody elektryczne są zwielokrotnione i przebiegają różnymi drogami, co dodatkowo zwiększa bezpieczeństwo. System elektroniczny sam eliminuje linie uszkodzone.

Zyskano nie tylko na masie, ale i na przestrzeni wewnętrznej płatowca, co pozwoliło na zwiększenie ilości zabieranego paliwa. Ułatwiło to spełnienie jednego z założeń, którym było wyeliminowanie dodatkowych zbiorników podwieszanych. Uznano bowiem, że zwiększają one znacznie SPO (skuteczna powierzchnie odbicia echa radarowego), pogarszają własności lotne i komplikują instalację paliwową, zwiększając ryzyko awarii.

Zespół napędowy samolotu T-10.

Na początku wydawało się konstruktorom, że wystarczą dla samolotu silniki ówcześnie konstruowane. Najnowszym był silnik jednoprzepływowy AL-21 F 3, który właśnie był wprowadzany do produkcji, jako napęd Su-22 i Su-24. Lecz potem, szczegółowo analizując zadanie policzyli, że z tymi silnikami nie uda się uzyskać niezbędnych parametrów samolotu, a zwłaszcza stosunku ciągu do ciężaru samolotu równego 1,2:1, a także zasięgu z normalnym zapasem paliwa.

Dlatego wkrótce złożono zamówienie na nowy silnik, do którego opracowywania przystąpił w 1975 roku, zespół Archipa Lulki. Miał to być dwuprzepływowy silnik z dopalaczem, nazwany AL-31. Wymagano od silnika ciągu 2 x 122,58 kN (2 x 12 500 kG), masy jednostkowej 0,125 oraz zużycia paliwa 0,061 kg/Nxh. Lecz przyjęte parametry okazały się zbyt optymistyczne.

Długo trwały rozważania na temat wprowadzenia w silniku dodatkowego zakresu nadzwyczajnego dopalania, ale okazało się to niedopuszczalne ze względu na temperatury pracy, zwłaszcza w locie na dużej wysokości. W końcowej wersji silnika, nazwanej AL-31 F, konstruktorom udało się uzyskać wymagany ciąg startowy 2 x 122,58 kN, ( 2 x 12 500 kG ). Dokładnie spełniono wymagania wobec masy jednostkowej silnika, ale zużycie paliwa wzrosło do wartości 0.068 kg/Nxh.

Opracowanie nowego silnika trwało dłużej niż nowego samolotu. Dlatego też pierwsze samoloty prowizorycznie wyposażono w silniki AL-21 F 3. Silnik AL-31 F przeszedł próby państwowe dopiero w 1985 roku, wraz z samolotem T-10 S.

Wyposażenie i uzbrojenie samolotu T-10.

Radykalne zmiany zaszły w systemach uzbrojenia i wyposażeniu samolotów myśliwskich nowej generacji. Przeniesienie się lotnictwa uderzeniowego na małe wysokości zmusiło konstruktorów do opracowania radarów ( stacji radiolokacyjnych ) zdolnych śledzić cele powietrzne z góry, na tle ziemi. Opracowano również nową generację k.p.r. klasy p-p, znacznie bardziej zwrotnych niż poprzednie, bardziej precyzyjnych i mających większy zasięg.

Według pierwszego projektu, samolot T-10 miał otrzymać radar Sapfir-23 D z MiG-23. Uzbrojony miał być w dwa ciężkie k.p.r. R-33 ( K-33 ), przygotowywane dla MiG-31 oraz średnie K-23 z MiG-23, a także dwulufowe działko GSz-23. Było to zgodne z żądaniem wojska, aby samoloty nowej generacji mogły używać istniejących pocisków rakietowych, których duże ilości znajdowały się w magazynach. Jednak z czasem opracowano nowe pociski rakietowe. Zbudowano także nowy radar z anteną szczelinową.

Prototyp T-10. 1977 rok.

Do budowy pierwszego prototypu T-10-1 przystąpiono w zakładzie produkcji doświadczalnej biura konstruktorskiego przy ulicy Polikarpowa, na skraju lotniska Chodynka w Moskwie. Budowę zakończono na początku 1977 roku. Pierwszy lot odbył się 20.05.1977 roku. Samolot pilotował Władimir Siergiejewicz Iliuszyn. Samolot skierowano na próby do Centrum Lotniczo-Doświadczalnego Ministerstwa Przemysłu Lotniczego CCCP im. Żukowskiego w Romanskoje i wkrótce rozpoznany został przez amerykańskiego satelitę. Do prób w locie wprowadzono cztery prototypy oznaczone od T-10-1 do T-10-4. Maszynę T-10-2 oblatano w 1978 roku.

Prowadzone analizy, oraz nowe materiały wywiadowcze na temat F-15 nie pozostawiały jednak wątpliwości. T-10 w ówczesnej postaci ustępował większością parametrów samolotowi F-15.

Samolot należało poddać modyfikacji. Nie tylko jego płatowiec, ale także wyposażenie. Zwłaszcza radar był przestarzały. Udało się przekonać ministerstwo przemysłu do podjęcia przez OKB Suchoj nowej pracy.

Nowa praca nad samolotem T-10 S.

Tym razem na czele zespołu konstrukcyjnego stanął Michaił Simonow, a na stanowisku zastępcy pozostał Oleg Samojłowicz. Zakres prac objął wszystkie elementy samolotu.

Przebudowie podano skrzydła samolotu. Zmieniono ich obrys i grubość. Przebudowano powierzchnie sterowe. Na krawędzi natarcia zastosowano klapy. Przekonstruowano kadłub samolotu pod względem aerodynamicznym, aby zmniejszyć przekrój poprzeczny samolotu. Przekonstruowano hamulce aerodynamiczne – przeniesiono je z klap komór podwozia głównego na grzbiet samolotu. Zmieniono miejsce mocowania usterzeń pionowych. Usterzenie T-10 S umieszczono na bocznych wysięgnikach i powiększono ich powierzchnię. Dodano także dolne kierownice aerodynamiczne. Kabina pilota została przebudowana. Znacznie poprawiono widoczność z kabiny, poprzez powiększenie owiewki i podniesienie fotela pilota. Kabina jest też inaczej otwierana: w T-10 ruchoma część osłony jest odsuwana do tyłu, zaś w T-10 S — unoszona do góry do tyłu.

W biurze konstruktorskim ogłoszono konkurs na rozwiązanie problemu ochrony silnika przed zanieczyszczeniami. Pierwsze miejsce zajął pomysł Kiriłła Kurianskiego: składana siatka we wlocie odbija zanieczyszczenia w dół, gdzie wypadają one na zewnątrz przez żaluzje, stanowiące równocześnie dodatkowe wloty startowe.

Wyposażenie samolotu Su-27.

Stacja radiolokacyjna. Koherentna SR impulsowo-dopplerowska jest wzorowana na konstrukcjach amerykańskich. Zasięg przeszukiwania oceniono na 240 km, a śledzenia na 185 km. Są to parametry wyższe od SR „Zasłona” z anteną o średnicy 1,1 m zamontowanej na samolocie MiG-31.

Kompleks celowniczy Su-27 zawiera SOE ( stacja optoelektroniczna ) tak zwany termolokator, który pasywnie poszukuje celów emitujących promieniowanie cieplne z odległości 70 km.

Prototypy samolotów T-10-7 / T-10 S. 1981 rok.

W zakładzie produkcyjnym OKB Suchoj zbudowano dwa prototypy samolotu T-10 S: T-10 S-1 ( T-10-7 ) oraz T-10 S-2 ( T-10-12 ). Ten drugi był jednocześnie wzorem do produkcji seryjnej.

Samolot T-10-7 wystartował po raz pierwszy 20.04.1981 roku, pilotowany przez Władimira lljuszyna. Inżynierem prowadzącym próby T-10-7 był Rafaił Jarmakow. Brakujący w spisie prototypów numer T-10-8 był płatowcem przeznaczonym do prób statycznych. Ogółem zbudowano 15 wszystkich prototypów. W próbach w locie uczestniczyło 14 prototypów, łącznie z pierwszą odmianą T-10, które wykorzystano głównie do prac nad radarem.

W ciągu 4-letniej pracy powstał praktycznie nowy samolot. Ze starej maszyny pozostały tylko koła podwozia głównego i fotel wyrzucany.

W samolotach seryjnych udało się uzyskać doskonały stosunek ciągu do masy wynoszący 1,24, przy masie operacyjnej 22 000 kg, co jest wartością niespotykaną w innych samolotach bojowych. Samolot okazał się niezwykle zwrotny. Przy niepełnym zatankowaniu, 5 500 litrów, może wykonywać manewry z przeciążeniem równym +9 g.

Prowadzone w czasie prób analizy i badania symulacyjne wykazały, że ogólny współczynnik efektywności bojowej w porównaniu do F-15 na wskutek wprowadzonych zmian wzrósł do wartości 1,35. Proporcje uległy odwróceniu na korzyść Su-27.

Jednym z dowodów na doskonałe osiągnięcia konstrukcji było ustanowienie wielu rekordów lotniczych na eksperymentalnym Suchoj P-42, będącym wersją rekordową Su-27. Nazwa P-42 została nadana samolotowi dla uczczenia pamięci żołnierzy, którzy zginęli w walkach w 1942 roku, „Pamiat 1942”. Na samolocie P-42 ustanowiono łącznie 27 rekordów.

Produkcja i użytkowanie Su-27, Su-27 P, Su-27 S.

Nazwę Su-27 otrzymało już pięć samolotów T-10 wyprodukowanych w latach 1980-1982. W 1982 roku, ruszyła produkcja seryjna w Komsomolsku nad Amurem koło Chabarowska Su-27 budowanych na bazie prototypu T-10 S. Po zakończeniu prób państwowych, w 1985 roku, Su-27 został oficjalnie przyjęty do uzbrojenia. Samoloty produkowano w dwóch niemal nie różniących się od siebie modyfikacjach: Su-27 S dla Sił Powietrznych i Su-27 P dla lotnictwa Obrony Powietrznej.

W wyniku kolejnych doświadczeń wojny afgańskiej rozbudowano system obrony aktywnej i pasywnej przed samonaprowadzającymi się k.p.r. przeciwnika. Powiększono żądło. Umieszczono w nim miedzy innymi 26 sztuk naboi zakłócających. Od 20 serii produkcyjnej ich liczbę zwiększono do 96 sztuk oraz dodano urządzenia WRe. Od 21 serii produkcyjnej Su-27 pozbawiono mas przeciw-flatterowych na statecznikach pionowych. Większość zmian wprowadzono także na wcześniejszych maszynach w trakcie remontów.

Su-27 UB / T-10 U (dwumiejscowy). 1985 rok.

Prace nad projektem Su-27 UB ( T-10 U ) ( uczebnyj ) ruszyły w OKB Suchoj już w końcu 70-tych lat. W 1980 roku, gotowe były pierwsze szkice samolotu. W cztery lata później OKB Suchoj już razem z zakładem produkcyjnym w Komsomolsku nad Amurem – KnAAPO, przygotowano pierwszy egzemplarz na próby statyczne, o nr seryjnym 01-01.

W dniu 7.03.1985 roku, pilot doświadczalny Nikołaj F. Sadownikow oblatał pierwszy egzemplarz dwumiejscowego samolotu T-10 U-1 nb 01, 01-02, ( niekiedy jest on nazywany T-10 UB ). W 1986 roku, do prób dołączyły kolejne prototypy T-10 U-2 ( 02-01, 02 ) i T-10 U-3 ( 02-03, 03 ). Wszystkie pierwsze 3 prototyp powstały w zakładzie produkcyjnym w KnAAPO, dlatego często mówi się o nich jako o samolotach przedseryjnych.

Jednak produkcja seryjna ruszyła w zakładzie IAPO w Irkucku, gdzie właśnie zakończono produkcję samolotów MiG-27. Stało się to w połowie 1986 roku. T-10 U otrzymał nazwę wojskową Su-27 UB, a produkcyjne izdielije 10-4 U. Pierwszy seryjny Su-27 UB wystartował w dniu 10.09.1986 roku. Za sterami siedzieli G. Je. Bułanow i N. N. Iwanow. Samolot nosi oznaczenie T-10 U-4 nr seryjny 01-01.

W odróżnieniu od innych typowych radzieckich sparek np. MiG–29 UB, samolot Su-27 UB zachował cały system uzbrojenia i jest pełnowartościowym samolotem bojowym. Nie zmieniając rozmiarów samolotu w porównaniu z Su-27, z przodu zabudowano dwumiejscową kabinę. Tylne miejsce umieszczono na przewyższeniu. Dla zrównoważenia większego przodu kadłuba, podniesiono usterzenie pionowe i samolot Su-27 UB jest wyższy o 42 cm. Powiększono też hamulec aerodynamiczny na grzbiecie samolotu. Zmiany te powodują, że samolot dwumiejscowy jest o około 1 500 kg cięższy oraz ma słabsze charakterystyki od jednomiejscowego Su-27. Głównie mniejszy zasięg. Pierwsze seryjne maszyny trafiły do jednostek liniowych w 1987 roku.

Do końca 1988 roku, w jednostkach znalazło się przeszło 100 samolotów Su-27, Su-27 UB. W tym czasie produkcja wynosiła 2 maszyny /miesiąc.

Według oficjalnych informacji, w 1990 roku, w europejskiej części CCCP było 413 Su-27, z czego 2/3 były podporządkowane wojskom Obrony Powietrznej i 1/3 Siłom Powietrznym. Dwa pułki stacjonowały za granicą, oba na terytorium Polski, od 1988 roku; 159. plm w Kluczewie koło Stargardu Szczecińskiego z 37 samolotami i 582. plm w Chojnie z 34 samolotami. ( 54 Su-27 i 14 Su-27 UB ).

Konstrukcja

Samolot Su-27 to jedno-, dwumiejscowy samolot myśliwski przeznaczony głównie do przechwytywania celów powietrznych, szczególnie nisko lecących na tle ziemi. Układ integralny z kadłubem wytwarzającym siłę nośną, skrzydłami pasmowymi i podwójnym usterzeniem piono­wym. Wykonany jest całkowicie z metalu, głównie z aluminium, w okolicach silników wykorzysta­no elementy tytanowe. Sięgnięto także po lital, czyli stop aluminium z litem. W śladowych ilościach użyto kompozytów. W usterzeniach i klapach wykorzystano struktury przekładkowe z wypełniaczem ulowym. Pod względem te­chnologicznym płatowiec dzieli się na kadłub, podstawowe skrzydła, usterzenie pionowe i po­ziome oraz podwozie. Wytrzymałość konstrukcji od –3 g do +9 g.

Skrzydła mają konstrukcję trzydźwigarową, plus przedni i tylny dźwigar pomocniczy. W części zasadniczej mają skos przedniej krawędzi równy 42 stopni oraz skos tyl­nej krawędzi 15 stopni. Wznios –2,5 stopni i kąt zaklinowania 0 stopni. Wydłużenie skrzydła 3,5. W środkowej części skrzydeł wprowadzono skręcenie aerodynamiczne zoptymalizowane dla uzyskania maksymalnej doskona­łości aerodynamicznej w zakresie kątów natarcia typowych dla walki powietrznej. Uzupełnieniem dźwigarów są żebra umieszczone prostopadle do dźwigarów. Dodatkowe żebra biegnące równolegle do osi samolotu zamontowano w miejscach gdzie umieszczono węzły uzbrojenia. Obciążenie powierzchni nośnej jest sto­sunkowo niewielkie, przy normal­nej masie startowej wynosi 350 kg/m2. Pomiędzy głównymi dźwigarami umieszczono zbiorniki paliwa. Na powierzchni skrzydła umieszczono podłużne wzierniki do kontroli pianki wypełniającej przestrzeń po zużytym paliwie.

Na skrzydłach nie ma lotek, zastąpiły je klapolotki. Mają one powierzchnię 4,9 m2, zajmują ok. 2/3 rozpiętości skrzydła. Klapolotki wychylane są o +350 -200. Sterowanie klapolotkami w czasie startu i lądowania jest ręczne, w locie automatycznie ( komputerowo ). Całą krawędź natarcia zasadniczych części skrzydeł zajmują klapy przednie o powierzchni 4,6 m2, wychylane o 30°. Ich wychylenie jest w locie do prędkości przyrządowej rów­nej 860 km/h, automatycznie koordynowane z wychyleniem klapolotek przez komputer pokłado­wy, w celu uzyskania optymalnej konfiguracji skrzydła w poszczególnych zakresach lotu. Zakończeniem skrzydeł są belki będące wyrzutniami k.p.r. oraz masami przeciw-flatterowymi. W ich tylnej części umieszczono światła pozycyjne. Z przodu długie napływy z ostrą krawędzią natarcia, służącą jako wytwornica wirów.

Kadłub samolotu jest półskorupowy z pokryciem pracującym, o wygiętej osi i zmiennym przekroju. Pod wzglę­dem technologicznym dzieli się na trzy segmenty. W części przedniej znajduje się SR, kabina pilota, luk podwozia przedniego oraz prze­działy z urządzeniami elektronicz­nymi. W celu ułatwienia dostępu do bloków elektroniki, osłona dziobu jest podnoszona do góry. Dziób rozpoczyna rurka Pitota. Dostęp do bloków elektroniki znaj­dujących się za kabiną pilota na­stępuje przez luki na górnej powie­rzchni kadłuba oraz przez luk przedniego podwozia. Za kabiną pilota kadłub samolo­tu gwałtownie się zwęża i opusz­cza w dół, aż między silnikami przechodzi w wąski wrzecionowa­ty przedział wystający daleko za dysze silników, powszechnie zwany żądłem. W środkowej czę­ści kadłuba znajdują się dwa zbior­niki paliwa i wnęki podwozia głó­wnego, a u góry hamulec aerodynamiczny i wyposażenie. Do pierwszej wręgi centropłata mocowany jest przedni dźwigar pomocniczy skrzydła, a do drugiej wręgi pierwszy dźwigar zasadniczy skrzydła. Pomiędzy tymi wręgami są komory w których mieszczą się koła podwozia głównego. Do pierwszej wręgi mocowany jest hamulec aerodynamiczny. Trzecia i czwarta wręga łączy się z dźwigarami skrzydeł i do nich mocowane są golenie podwozia głównego. Tylna część kadłuba składa się z dwóch gondol silnikowych oraz żądła, które wystaje około 2 m za dysze wylotowe silników. Dwie zasadnicze wręgi tylnej części kadłuba służą do mocowania silników. Między nimi umieszczono agregat rozruchowy i pomocniczy. W tylnej części kadłuba mieści się wypo­sażenie, zbiornik paliwa, wyrzutnie flar i dipol zakłócających, część wyposażenia WRe oraz spa­dochron hamujący. O użyciu spadochronów o powierzchni 2 x 25 m2, decyduje pilot. W samolotach późniejszych serii po bokach belki ogonowej dobudowano wystają­ce owiewki kryjące kolejne wyrzutnie flar i dipoli. Żądło zmniejsza także opór falowy kadłuba. Na grzbiecie kadłuba znajduje się du­ży hamulec aerodynamiczny o powierzchni 2,6 m2, wychylany o 54stopni do góry za pomocą siłownika hyd­raulicznego i włączony do systemu sterowania samolotu.

Usterzenie jest zamocowane do bocznych wysięgników na ze­wnątrz gondoli silnikowych. Roz­staw usterzenia pionowego wyno­si 4,30 m, stateczniki są do siebie równoległe. Łączna powierzchnia usterzenia pionowego wynosi 15,4 m2, w tym stery stanowią 3,49 m2, stery wychylane są po 25stopni. Na szczycie usterzenia pionowego umieszczono różnego rodzaju anteny i światła pozycyjne. Natomiast u podstaw umieszczono chwyty powietrza dla chłodzenia wyposażenia.

Różnicowe wychy­lane usterzenie poziome ( sterolotki ) współdziała z klapolotkami. Rozpiętość usterzenia poziomego wynosi 9,88 m, jego powierzchnia 12,24 m2, zaś wychylenie +16 stopni / -21 stopni (przy wychyleniu różnicowym ±10 stopni). Konstrukcja wielodźwigarowa z 9-cioma żebrami, równoległymi do końcowej krawędzi. W części przykadłubowej umieszczono główne żebro przenoszące obciążenie między strukturą a siłownikami. U dołu znajdują się dwie kierownice aerodynamiczne o łącznej powierzchni 2,5 m2.

Podwozie jest wciągane, trójpodporowe, z pojedynczymi kołami na każdej goleni i z amortyzacją olejowo-powietrzną. Podwozie zostało tak skonstruowane, aby wytrzymać uderzenie pionowe z prędkością 6 m/s. Zasadniczo przeznaczone jest na nawierzchnie utwardzone. Koła główne typu KT-156D składane są do przodu, do nasady skrzydeł. Mają one średnicę 1 030 mm i szerokość 350 mm, o ciśnieniu od 12,25 do 15,7 bara. Sterowane koło przednie KN-27 o rozmiarach 680 x 260 mm i ciś­nieniu w oponie równym 9,3 bara jest wyposażone w błotnik. Skła­dane jest do przodu, do kadłuba, zaraz za stacją radiolokacyjną. Ba­za podwozia wynosi 5,88 m, zaś rozstaw kół głównych 4,34 m. Wszystkie koła są hamowane. Hamulce pneumatyczne, tarczowe, ceramiczno-metalowe. Do ich chłodzenia wykorzystuje się wentylatory zamontowane w piastach.

Napęd Su-27.

Napędem samolotu Su-27 są dwa silniki AL-31 F ( izdielije 99 W ). Ciąg maksymalny silnika AL.-31 F wynosi 2 x 74,53 kN ( 2 x 7 600 kG ), a z dopalaniem 2 x 122,58 kN ( 2 x 12 500 kG ). Poprawione silniki AL.-31 F mają ciąg 2 x 85,30 kN, a z dopalaniem 2 x 122,63 kN. Ta odmiana ma ciąg minimalnie większy, ale przede wszystkim ułatwioną obsługę i większą żywotność.

Dane T-T Suchoj Su-27:

Rozpiętość 14,70 m. Długość 21,93 m. Wysokość 5,93 m (6,36 m wersja UB). Powierzchnia nośna 62,03 m2. Masa własna 16 400 kg (17 600 m wersja UB). Masa 28 300 kg. Prędkość maksymalna 2 500 km/h. Prędkość wznoszenia 330 m/s. Prędkość lądowania 225 km/h. Zasięg 3 800 km. Pułap 18 500 m. Rozbieg 500-700 m. Dobieg 600-700 m.

Zestawienie.

Polska nie kupiła samolotów Suchoj Su-27, choć propozycje były przedstawiane.

Opracował Karol Placha Hetman